１
KMAP による水中ビークルの制御(3)－ﾗﾀﾞｰ操舵応答
2017(H29).12.17 片 柳 亮 二
【 問 題 】前 資 料「 KMAP に よ る 水 中 ビ ー ク ル の 制 御 (1)－ ｴﾚﾍﾞｰﾀ操 舵 応 答 」
に お い て 求 め た 運 動 方 程 式 を 用 い て ， 水 中 ビ ー ク ル の 横 ・ 方 向 系 の 運 動
を 解 析 せ よ ．た だ し ，水 中 ビ ー ク ル の デ ー タ は 前 資 料「 KMAP に よ る 水 中
ビ ー ク ル の 制 御 (1)－ ｴﾚﾍﾞｰﾀ操 舵 応 答 」 と 同 じ と す る ．
【 解 】
前 資 料 「 KMAP に よ る 水 中 ビ ー ク ル の 制 御 (1)－ ｴﾚﾍﾞｰﾀ操 舵 応 答 」 を 用
い て ， 横 ・ 方 向 系 の 運 動 を KMAP で 解 析 す る ．
KMAP(バ ー ジ ョ ン 114 以 降 )を 起 動 し て ，
①
「 KMAP***解 析 内 容 選 択 画 面 」
⇒ “
3
” キ ー イ ン
②
「 デ ー タ フ ァ イ ル 利 用 方 法 」
⇒ “
3
” を キ ー イ ン
③
「 3:機 械 シ ス テ ム 制 御 の 実 際 の 例 題 」
⇒ “
3
キ ー イ ン
例 題 の イ ン プ ッ ト デ ー タ ⇒
CDES.WAT8.2-3.DAT
⑤ 「 新 し い フ ァ イ ル 名 入 力 し て く だ さ い 」 と 表 示 さ れ る の で ， 以 下 ，
次 の よ う に キ ー イ ン
0 0 0 0 0 0 0 18 1 0 0 4 5
こ れ で 解 析 計 算 が 実 行 さ れ て ， 安 定 解 析 結 果 が 次 の よ う に 表 示 さ れ る ．
...(釣 り 合 い 飛 行 時 の デ ー タ )...S = 0.70000E+01 (m2) CBAR = 0.19191E+01 (m) Hp = 0.15000E+04 (ft)
W = 0.10000E+05 (kgf) qbarS= 0.37786E+05 (kgf) ROU = 0.10200E+03 (kgf･s2/m4) V = 0.10288E+02 (m/s) VKEAS= 0.20000E+02 (kt) b = 0.40000E+01 (m)
Ix= 0.32000E+03 (⇒ ) Iz = 0.33927E+04 (⇒ ) Ixz = 0.00000E+00 (kgf･m･s2) //// 浮 力 を 考 慮 ////
CL= 0.14691E+00 (－ ) α = 0.21877E+01 (deg) CG = 0.25000E+02 (%MAC) (こ の CL は 初 期 釣 合 G に 必 要 な CL で す )
T= 0.90234E+03 (kgf) δ f = 0.00000E+00 (deg) δ e = 0.61230E+01 (deg) CLα = 0.5297E-01 (1/deg) Cmα =-0.3976E-02 (1/deg)
縦 安 定 中 正 点 (neutral point) hn=(0.25-Cmα /CLα )*100= 0.32506E+02 (％ MAC) 脚 Δ CD= 0.20000E-01 (－ ), ス ピ ー ド ブ レ ー キ Δ CD= 0.40000E-01 (－ ) 脚 -UP, ｽﾋﾟｰﾄﾞﾌﾞﾚｰｷ ｸﾛｰｽﾞ, 初 期 ﾌﾗｯﾌﾟ角 δ fpilot= 0.00000E+00 (deg) (微 係 数 推 算 用 ﾌﾗｯﾌﾟδ f = 0.20000E+02 (deg))
(CG=25%) (CG= 25.00%) (ﾌﾟﾗｲﾑﾄﾞ有 次 元 ) Cyβ =-0.135771E-01 Cyβ =-0.135771E-01 Yβ ' =-0.280018E+01 Cyδ r= 0.174261E-02 Cyδ r = 0.174261E-02 Yδ r'= 0.359403E+00 Clβ =-0.229264E-02 Clβ =-0.229264E-02 Lβ ' =-0.620485E+02 Clδ a=-0.593198E-03 Clδ a =-0.593198E-03 Lδ a'=-0.160544E+02 Clδ r= 0.134047E-03 Clδ r = 0.134047E-03 Lδ r'= 0.362788E+01 Clp =-0.206308E+00 Clp =-0.206308E+00 Lp' =-0.189433E+02 Clr = 0.720909E-01 Clr = 0.720909E-01 Lr' = 0.661942E+01
２
Cnβ = 0.106440E-02 Cnβ 1 = 0.106440E-02 Nβ ' = 0.271711E+01Cnδ a= 0.284673E-05 Cnδ a = 0.284673E-05 Nδ a'= 0.726687E-02 Cnδ r=-0.181932E-02 Cnδ r1=-0.181932E-02 Nδ r'=-0.464419E+01 Cnp = 0.133421E+00 Cnp = 0.133421E+00 Np' = 0.115550E+01 Cnr =-0.878000E+00 Cnr =-0.878000E+00 Nr' =-0.760396E+01 ********************************************************
(NAERO=220) 方 向 δ r 閉 ル ー プ シ ス テ ム 解 析
● 出 力 ｷｰｲﾝ： i=3:BETA, 4:p, 5:r, 6:PHI (不 明 な ら 6 入 力 ) ***** POLES AND ZEROS *****
POLES( 8), EIVMAX= 0.1915D+02 N REAL IMAG 1 -0.19147386D+02 0.00000000D+00 2 -0.13188000D+02 -0.13454451D+02 [ 0.7000E+00, 0.1884E+02] 3 -0.13188000D+02 -0.13454451D+02 [ 0.7000E+00, 0.1884E+02] 4 -0.13188000D+02 0.13454451D+02 周 期 P(sec)= 0.4670E+00 5 -0.13188000D+02 0.13454451D+02 周 期 P(sec)= 0.4670E+00 6 -0.69372360D+01 0.00000000D+00 7 0.24695579D-01 -0.10155519D+01 [-0.2431E-01, 0.1016E+01] 8 0.24695579D-01 0.10155519D+01 周 期 P(sec)= 0.6187E+01 ZEROS( 5), II/JJ= 5/ 2, G=-0.1173D+04 N REAL IMAG 1 -0.17669069D+02 0.00000000D+00 2 -0.13188000D+02 -0.13454451D+02 [ 0.7000E+00, 0.1884E+02] 3 -0.13188000D+02 0.13454451D+02 4 -0.22963648D+01 0.00000000D+00 5 -0.59570222D+00 0.00000000D+00
こ の 画 面 を 消 す と ， 次 の 「 解 析 結 果 の 表 示 」 の 画 面 に な る ．
$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$＜ 解 析 結 果 の 表 示 ＞ $$$$$$$$$$(KMAP***)$$$$$$$$$$$ $$ 0 : 表 示 終 了 (次 の 解 析 ま た は 終 了 へ ) $$ $$ 1 : 安 定 解 析 図 (f 特 ,根 軌 跡 ) (Excel を 立 ち 上 げ て く だ さ い ) $$ $$ (極 ・ 零 点 配 置 ， 根 軌 跡 ， 周 波 数 特 性 な ど の 図 が 表 示 で き ま す ) $$ $$ (極 ・ 零 点 の 数 値 デ ー タ は “ 9” (安 定 解 析 結 果 )で 確 認 で き ま す ) $$ $$ 2 : ｼﾐｭﾚｰｼｮﾝ図 (KMAP(時 歴 )) (Excel を 立 ち 上 げ て く だ さ い ) $$ $$ (40 秒 ま た は 200 秒 の タ イ ム ヒ ス ト リ ー 図 に 表 示 で き ま す ) $$ $$ 3 : 機 体 ３ 面 図 (Excel を 立 ち 上 げ て く だ さ い ) $$ $$ 4 : 飛 行 性 能 推 算 結 果 (TES10.DAT) $$ $$ 5 : 空 力 係 数 推 算 結 果 (TES5.DAT) $$ $$ 6 : ﾅｲｷｽﾄ線 図 (Excel を 立 ち 上 げ て く だ さ い ) $$ $$ 7 : ｼﾐｭﾚｰｼｮﾝ図 (KMAP(Simu)) (Excel を 立 ち 上 げ て く だ さ い ) $$ $$ (Z191～ Z200 に 定 義 し た 値 を タ イ ム ヒ ス ト リ ー 図 に 表 示 で き ま す ) $$ $$ 9 : 釣 り 合 い 飛 行 時 の デ ー タ お よ び 安 定 解 析 結 果 (TES13.DAT) $$ $$ 10 : そ の 他 の Excel 図 , 101 : KMAP 線 図 (1), 102 : KMAP 線 図 (2) $$ $$ 11 : 運 動 ア ニ メ ー シ ョ ン を 実 行 (た だ し ， 飛 行 機 と 水 中 ビ ー ク ル の み ) $$ $$ (ｱﾆﾒｰｼｮﾝ開 始 ： [shift]+[S], 終 了 ： [shift]+[E]) $$ $$ (ｱﾆﾒｰｼｮﾝ表 示 ﾓｰﾄﾞ変 更 ： [shift]+[V]) $$ $$ (ｱﾆﾒｰｼｮﾝ機 体 拡 大 ： [Q], 縮 小 ： [A]) $$ $$ (ｱﾆﾒｰｼｮﾝ表 示 回 転 ： [← ],[↑ ],[→ ],[↓ ]) $$ $$ 12 : 運 動 ア ニ メ ー シ ョ ン の 移 動 量 を 調 節 す る $$ $$ 13 : シ ミ ュ レ ー シ ョ ン デ ー タ の 保 存 と 加 工 $$ $$ 14 : 取 り 扱 い 説 明 書 (pdf 資 料 ),(15:ｲﾝﾌﾟｯﾄﾃﾞｰﾀ表 示 ),(16:Ap,B2 行 列 表 示 )$$ $$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$３
こ こ で ，「 1」,「 2」と キ ー イ ン /Enter す る と ，極・零 点 ，操 舵 応 答 が 次
の よ う に Excel で 表 示 す る こ と が で き る ．
図 1
r
/
r
の 極 ・ 零 点 配 置
(CDES.WAT8.2-3.DAT)図 2 ラ ダ ー 操 舵 応 答
図 1 は ，横・方 向 系
r
/
r
の 極・零 点 配 置 で あ る ．振 動 根 が 1 組 と 実 根 2
個 で あ る が ， 振 動 根 が 不 安 定 で あ る こ と が わ か る ． 図 2 に ラ ダ ー 操 舵 に
よ る 応 答 シ ミ ュ レ ー シ ョ ン 結 果 を 示 す が ， 周 期 約 6 秒 で 発 散 し て い る こ
0.0 0.5 1.0 1.5 2.0 2.5 -2.0 -1.5 -1.0 -0.5 0.0 0.5 σ jω 0 10 20 30 40 50 -40 -30 -20 -10 0σ 10 jω 0 0.1 -0.6 -0.5 -0.4 -0.3 -0.2 -0.1 0 0.1 0.2 0.3 0.4 KMAP(f特,根軌跡C)1H r δr Mach δe δa δf Hp VEAS Ny ψ Nz φ θ α β p q 0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 26 27 28 29 0 5 10 15 20 25 30 35 40Time (sec) KMAP(40r)9C
0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 26 27 28 29 10 0 10 0 2 0 5 0 -5 10 0 10 0 10 5 0 1.0 0.5 0 5 0 0.5 0 δr (deg) δf δa (deg) α (deg) θ (deg) β (deg) Ny (G) ψ (deg) Nz (G) δe (deg) p (deg/s) q (deg/s) φ (deg) 2000 1500 1000 500 0 Hp (ft) 400 (2.0) 300 (1.5) 200 (1.0) 100 (0.5) 0 VEAS [kt] Mach 2500 500 (2.5) 2 0 -2 r (deg/s) 2 0 1 0
４
と が 確 認 で き る ．
な お ， こ の 横 ・ 方 向 系 の 特 性 が 不 安 定 に な る の は ， 運 動 方 程 式 の
r
の
式 に お い て ，
に 関 す る 次 の 項
z z z y x
J
I
N
I
V
m
m
)
2 (
(1)
の 中 の 付 加 質 量 に 関 係 す る 部 分 の 存 在 の た め で あ る ．
こ の ケ ー ス の イ ン プ ッ ト デ ー タ は 次 の よ う で あ る ．
(同 様 な 問 題 で は ，例 題 フ ァ イ ル を コ ピ ー 利 用 し て ，数 値 を 変 更 し て 解 析
を 行 っ て い く と ミ ス を 防 ぐ こ と が で き る )
######################(イ ン プ ッ ト デ ー タ )#######################
CDES.WAT8.2-3.DAT (水 中 ビ ー ク ル 横 ・ 方 向 系 ) --- < 飛 行 機 (M≦ 0.85) 新 規 設 計 時 に 利 用 す る デ ー タ > 1 乗 員 と 乗 客 数 Npassen = 0.40000E+01 (名 ) 2 ペ イ ロ ー ド Wpay = 0.00000E+00 (tf) 3 航 続 距 離 (巡 航 ) Range = 0.39424E+00 (1000km) 4 巡 航 時 の 高 度 Hp = 0.10000E+02 (1000ft) 5 巡 航 マ ッ ハ 数 M = 0.13500E-01 (－ ) 6 巡 航 推 力 比 (999 は 36Mft で 1/4 の 比 例 値 ) ETO = 0.50000E+00 (－ ) 7 巡 航 時 推 力 1kgf あ た り の 燃 料 消 費 率 bJ = 0.30000E+00 (kgf/hr) 8 離 陸 滑 走 路 長 sTO = 0.10505E+05 (m) 9 着 陸 滑 走 路 長 Ld = 0.61371E+04 (m) 10 接 地 速 度 VTD = 0.23346E+03 (kt) 11 CLmaxTO 計 算 用 の フ ラ ッ プ 角 δ fmaxTO = 0.20000E+02 (deg) 12 CLmaxLD 計 算 用 の フ ラ ッ プ 角 δ fmaxLD = 0.40000E+02 (deg)--- < DATCOM 空 力 推 算 用 機 体 諸 元 デ ー タ > (A) 入 力 デ ー タ (Ver.A) (Ver.B) (A.1) 一 般 1 CLmax 計 算 用 高 度 Hp = 0.15000E+01 (1000ft)
2 CLmax 計 算 用 マ ッ ハ 数 (VKEAS か ら 計 算 ) M = 0.00000E+00 (－ ) 3 CLmax 計 算 用 速 度 VKEAS = 0.20000E+02 (kt) 4 離 陸 重 量 (新 設 計 開 始 時 ) Wto = 0.10000E+02 (tf) 5 自 重 (新 設 計 で 自 動 修 正 ) Wemp = 0.50000E+01 (tf) 6 燃 料 量 (1[ﾘｯﾄﾙ]=0.78[kgf]で 計 算 ) Fuel = 0.58974E+01 (ｷﾛﾘｯﾄﾙ) 7 離 陸 推 力 (新 設 計 で 自 動 修 正 ) Tto = 0.25000E+01 (tf) 8 フ ラ ッ プ 型 式 (=9--> CLmax 読 込 み ) NFTYPE = 1 (－ )
( NFTYPE=0--> な し , NFTYPE=1--> best 2-slot ) ( NFTYPE=2--> 1-slot, NFTYPE=3--> plane ) ... (A.2) 主 翼 ， フ ラ ッ プ お よ び エ ル ロ ン 関 係 主 翼 面 積 S = 0.70000E+01 (m2) ス パ ン (主 翼 ) b = 0.40000E+01 (m) 先 細 比 (主 翼 ) λ = 0.30000E+00 (－ ) 前 縁 後 退 角 (主 翼 )(999.0 な ら 3 個 ﾃﾞｰﾀ) Λ LE = 0.45000E+02 (deg) 主 翼 上 反 角 (999.0 な ら 3 個 ﾃﾞｰﾀ) Γ = 0.30000E+01 (deg) 胴 体 中 心 ～ expo 主 翼 根 距 離 (翼 が 下 が 正 ) ZW = 0.20000E+00 (m) 主 翼 断 面 後 縁 角 φ TE = 0.18000E+02 (deg) 主 翼 の 前 縁 半 径 比 r0/C = 0.20000E-01 (－ ) 翼 厚 比 (主 翼 ) t/c = 0.11000E+00 (－ )
５
翼 厚 比 (主 翼 )(t/c)の max 位 置 xt = 0.30000E+02 (%MAC)フ ラ ッ プ の chord extention 比 c1/c = 0.13000E+01 (－ ) フ ラ ッ プ 弦 長 比 (せ り 出 し 後 ) cf/c = 0.30000E+00 (－ ) フ ラ ッ プ の ス パ ン 方 向 開 始 位 置 η i = 0.35000E+00 (－ ) フ ラ ッ プ の ス パ ン 方 向 終 了 位 置 η o = 0.70000E+00 (－ ) フ ラ ッ プ 舵 角 δ f = 0.20000E+02 (deg) エ ル ロ ン 弦 長 比 ca/c = 0.25000E+00 (－ ) エ ル ロ ン の ス パ ン 方 向 開 始 位 置 η iA = 0.73000E+00 (－ ) エ ル ロ ン の ス パ ン 方 向 終 了 位 置 η oA = 0.95000E+00 (－ ) エ ル ロ ン 舵 角 (999 は ｴﾝｼﾞﾝ取 付 ﾃﾞｰﾀ 23 個 )δ a = 0.20000E+02 (deg) ... (A.3) 水 平 尾 翼 お よ び エ レ ベ ー タ 関 係 水 平 尾 翼 面 積 S" = 0.20000E+01 (m2) ス パ ン (水 平 尾 翼 ) b" = 0.25000E+01 (m) 先 細 比 (水 平 尾 翼 ) λ " = 0.30000E+00 (－ ) 前 縁 後 退 角 (水 平 尾 翼 ) Λ LE" = 0.40000E+02 (deg) 水 平 尾 翼 上 反 角 Γ " = 0.50000E+01 (deg) 胴 体 中 心 ～ 水 尾 CBAR/4 距 離 (翼 が 下 が 正 ) ZH =-0.30000E+00 (m) 水 平 尾 翼 後 端 の 胴 体 後 端 前 方 距 離 PERLWH = 0.10388E+01 (胴 体 ％ ) 後 縁 角 (deg)(水 平 尾 翼 ) φ TE" = 0.15000E+02 (deg) 翼 厚 比 (水 平 尾 翼 ) t/c" = 0.90000E-01 (－ ) エ レ ベ ー タ 弦 長 比 (全 動 は ce/c"=1.0) ce/c" = 0.35000E+00 (－ ) エ レ ベ ー タ ス パ ン 方 向 開 始 位 置 η i" = 0.30000E+00 (－ ) エ レ ベ ー タ ス パ ン 方 向 終 了 位 置 η o" = 0.90000E+00 (－ ) エ レ ベ ー タ 舵 角 δ e = 0.20000E+02 (deg) ... (A.4) 垂 直 尾 翼 お よ び ラ ダ ー 関 係 垂 直 尾 翼 面 積 (胴 体 中 心 線 ま で ) Sv = 0.15000E+01 (m2) ス パ ン (垂 直 尾 翼 ) bv = 0.15000E+01 (m) 先 細 比 (垂 直 尾 翼 ) λ v = 0.30000E+00 (－ ) 前 縁 後 退 角 (垂 直 尾 翼 ) Λ LEv = 0.40000E+02 (deg) 垂 直 尾 翼 後 端 の 胴 体 後 端 前 方 距 離 PERLWV = 0.10166E+00 (胴 体 ％ ) 後 縁 角 (deg)(垂 直 尾 翼 ) φ TEv = 0.15000E+02 (deg) 翼 厚 比 (垂 直 尾 翼 ) (t/c)v = 0.90000E-01 (－ ) ラ ダ ー 弦 長 比 cdr/c = 0.30000E+00 (－ ) ラ ダ ー の ス パ ン 方 向 開 始 位 置 η iV = 0.40000E+00 (－ ) ラ ダ ー の ス パ ン 方 向 終 了 位 置 η oV = 0.90000E+00 (－ ) ラ ダ ー 舵 角 δ r = 0.30000E+02 (deg) ... (A.5) 胴 体 関 係 胴 体 長 さ LB = 0.85000E+01 (m) 機 首 部 (前 胴 と 同 じ 太 さ ま で )の 長 さ Ln = 0.12000E+01 (m) 機 首 を 除 く 前 胴 部 (expo 主 翼 根 先 端 )長 さ Lf = 0.20000E+01 (m) 胴 体 直 径 (主 翼 部 ) d = 0.10000E+01 (m) 胴 体 直 径 (水 平 尾 翼 部 ) d" = 0.51500E+00 (m) 胴 体 最 大 上 下 幅 ((999 は 胴 体 細 部 ﾃﾞｰﾀ 12 個 )h = 0.10000E+01 (m) 胴 体 後 部 base 面 の 直 径 dbfus = 0.51500E+00 (m)
--- ....<komaki Runway>... Latitude = 0.35140D+02 Longitude = 0.13700D+03 Yaw = 0.00000E+00 ... Ix(kgf･m･s2) = 0.32000E+03 Iy(kgf･m･s2) = 0.32512E+04 Iz(kgf･m･s2) = 0.33927E+04 Ixz(kgf･m･s2) = 0.32000E+02 ... Weight(kgf) = 0.10000E+05 S(m2) = 0.70000E+01
６
C.BAR(m) = 0.19191E+01 0.00000E+00 (← 1.00000E+00 と す る と De を 直 接 力 に ) CG(%) = 0.25000E+02 0.42506E+02 (← 主 脚 位 置 (近 似 )[％ MAC]RsenALP(m) = 0.20000E+02 RsenBET(m) = 0.00000E+00 RsenNZ(m) = 0.00000E+00 RsenNY(m) = 0.00000E+00 tmax(s) = 40.000
....<Control Surface = MIN,MAX>... De =-0.20000E+02 0.20000E+02
Da =-0.20000E+02 0.20000E+02 Df =-0.10000E+03 0.10000E+03 Dr =-0.20000E+02 0.20000E+02 Thrust =-0.10000E+07 0.10000E+07
....<Engin Gyro Moment>,<iT(deg)>... IR(kgf･m･s2) = 0.00000E+00 0.00000E+00 (← ｴﾝｼﾞﾝ推 力 線 角 度 )
t(IR=0)(s) = 0.61000E+02 WR(rad/s) = 0.00000E+00 ....<ugust Input>... t1gust(s) = 5.000 t2gust(s) = 10.000 ugust12(kt) = 0.000 t3gust(s) = 13.000 t4gust(s) = 16.000 ugust34(kt) = 0.000 ....<vgust Input>... t1gust(s) = 5.000 t2gust(s) = 10.000 vgust12(kt) = 0.000 t3gust(s) = 11.000 t4gust(s) = 16.000 vgust34(kt) = 0.000 ....<wgust Input>... t1gust(s) = 10.500 t2gust(s) = 12.500 wgust12(kt) = 0.000 t3gust(s) = 11.000 t4gust(s) = 16.000 wgust34(kt) = 0.000 ....<Gairyoku>... t1yaw(s) = 0.20000E+02 t2yaw(s) = 0.25000E+02 Yaw(kgf*m) = 0.00000E+00 .... (KONTC=2-->CHUTE=ON) KONTC = 2
....(if KONTC=2 --> Input Spin Chute Data at h<HCHUTE)... S0 = 0.17700E+03
CD0 = 0.10000E+01 HCHUTE(ft) =-0.50000E+02
****************(Pilot Input & Aircraft Aero. Data)******************** Start Hp(ft= 0.1500E+04, 脚 (UP=0, DN=1)→ NGEAR= 0
Start VkEAS= 0.2000E+02
Start Nz(G)= 0.1000E+01 0.0000E+00 (← 2 つ 目 を 1 と す る と ﾄﾘﾑ計 算 を ｽｷｯﾌﾟ) Start THETA= 0.0000E+00 0.0000E+00 (← 2 つ 目 が 0 以 外 は 初 期 バ ン ク 角 設 定 ) 1.NDe---> 2 T , De 0.0000 0.0000 60.0000 0.0000 2.NDa---> 2 T , Da 0.0000 0.0000 60.0000 0.0000 3.NDf---> 2 T , Df 0.0000 0.0000
７
60.0000 0.0000 4.NDr--->10 T , Dr 0.0000 0.0000 2.0000 0.0000 2.1000 -2.0000 5.0000 -2.0000 5.2000 2.0000 8.0000 2.0000 8.1000 0.0000 17.0000 0.0000 17.1000 0.0000 60.0000 0.0000 5.N(THRUS)-> 4 T , D(THR) 0.0000 0.0000 2.0000 0.0000 4.0000 0.0000 200.0000 0.0000 [ NMACH ]--> 2...MACH... 0.5000E+00 0.8000E+00 1.ClDr 0.1340E-03 0.1340E-03 2.--- 0.0000E+00 0.0000E+00 3.CnDr -0.1819E-02 -0.1819E-02 4.--- 0.0000E+00 0.0000E+00 5.CyDa 0.0000E+00 0.0000E+00 6.CyDr 0.1743E-02 0.1743E-02 7.Cyr 0.0000E+00 0.0000E+00 8.CmDe -0.9170E-02 -0.9170E-02 9.CmDf -0.1598E-02 -0.1598E-02 10.Cmq -0.8843E+01 -0.8843E+01 11.CmADOT -0.4209E+01 -0.4209E+01 12.k 0.1592E+00 0.1592E+00 13.CD|De| 0.0000E+00 0.0000E+00 14.CD|Df| 0.6466E-03 0.6466E-03 15.CLDe 0.4248E-02 0.4248E-02 16.CLDf 0.8756E-02 0.8756E-02 [ NALP ]---> 2
...ALP... -0.1500E+02 0.2000E+02 1.ClB (0.50) -0.2293E-02 -0.2293E-02 (0.80) -0.2293E-02 -0.2293E-02 2.ClDa(0.50) -0.5932E-03 -0.5932E-03 (0.80) -0.5932E-03 -0.5932E-03 3.Clp (0.50) -0.2063E+00 -0.2063E+00 (0.80) -0.2063E+00 -0.2063E+00 4.Clr (0.50) 0.7209E-01 0.7209E-01 (0.80) 0.7209E-01 0.7209E-01 5.CnB (0.50) 0.1064E-02 0.1064E-02 (0.80) 0.1064E-02 0.1064E-02 6.CnDa(0.50) 0.2847E-05 0.2847E-05 (0.80) 0.2847E-05 0.2847E-05 7.Cnp (0.50) 0.1334E+00 0.1334E+00 (0.80) 0.1334E+00 0.1334E+00 8.Cnr (0.50) -0.8780E+00 -0.8780E+00 (0.80) -0.8780E+00 -0.8780E+00 9.CyB (0.50) -0.1358E-01 -0.1358E-01 (0.80) -0.1358E-01 -0.1358E-01 10.CL (0.50) -0.7946E+00 0.1059E+01 (0.80) -0.7946E+00 0.1059E+01 11.Cm (0.50) 0.8748E-01 -0.5169E-01 (0.80) 0.8748E-01 -0.5169E-01 [ NHP ]----> 2 ...HP... 0.0000E+00 0.2000E+05
８
CD0 (0.50) 0.2039E-01 0.2039E-01(0.80) 0.2039E-01 0.2039E-01
**************************************************************************** NXP(積 分 数 ),IRIG(=1:ﾘｸﾞ),TDEBUG 時 間 25 0 0.0 0
<Flight Control System Data> Hi *---GAIN----NCAL*NO1*NO2*NO3*NGO*LNO 1 //(注 1)制 御 文 は 6～ 37 ｶﾗﾑに 記 述 2 //(注 2)X1～ X11,X15～ X16 は 使 用 済 3 //(注 3)Z1～ Z28 は 設 定 済 4 // (Z1 ～ Z4 は 数 学 ﾓﾃﾞﾙ舵 角 ) 5 // (Z5 は ｽﾗｽﾄ ) 6 // (Z6 ～ Z11 は 直 接 力 ,ﾓｰﾒﾝﾄ) 7 // (Z12 は 応 答 ﾓﾃﾞﾙ ) 8 // (Z13～ Z16 は ｱｸﾁｭｴｰﾀｺﾏﾝﾄﾞ) 9 // (Z21～ Z28 は ｾﾝｻｰﾃﾞｰﾀ ) 10 //(注 4)U1～ U13 は 設 定 済 11 //(注 5)制 御 則 は 900 行 ま で 12 //######<<縦 系 制 御 則 >>######## 13 //(次 の Z21～ Z24 は 変 更 不 要 ) 14 Z21={u(m/s)}; H 0 201 21 0 0 0 0 15 Z22={ALP(deg)}; H 0 205 22 0 0 0 0 16 Z23={q(deg/s)}; H 0 203 23 0 0 0 0 17 Z24={THE(deg)}; H 0 204 24 0 0 0 0 18 //**************************** 19 //...<<De 系 ,こ こ か ら 記 述 >>....
20 Z29=U1*G; (THEC) H 0 0.1000E+01 52 29 1 0 0 0 21 Z32={t=G}Z24;(TH0) H 0 0.0000E+00 82 32 24 0 0 0 22 Z12=Z32+Z29;(Command) H 0 35 12 32 29 0 0 23 Z30=Z24-Z29; H 0 36 30 24 29 0 0 24 Z31=Z30*G; H 0 0.2000E+01 53 31 30 0 0 0 25 //(開 ﾙｰﾌﾟ,根 軌 跡 用 ｹﾞｲﾝ)(De) 26 Z13={RGAIN(De)}Z31; H 0 301 13 31 0 0 0 27 //(Z13 が De ｺﾏﾝﾄﾞに 接 続 さ れ る ) 28 // 29 //(ｱｸﾁｭｴｰﾀ,2 次 遅 れ ) 30 Z1={G2^2/[G1G2]G3}Z13X19X20; H 0 0.7000E+00 124 1 13 19 0 0 31 H 0 0.1884E+02 124 0 0 20 0 0 32 H 0 0.1000E+04 124 0 0 0 0 0 33 Z1={G1<=,<=G2};(De) H 0 -0.2000E+02 85 1 0 0 0 0 34 H 0 0.2000E+02 85 0 0 0 0 0 35 //(Z1 が 舵 角 De に 接 続 さ れ る ) 36 // 37 //**************************** 38 //...<<Df 系 ,こ こ か ら 記 述 >>.... 39 Z3=U3*G;(Df) H 0 0.1000E+01 52 3 3 0 0 0 40 //(Z3 が 舵 角 Df に 接 続 さ れ る ) 41 // 42 //**************************** 43 //<<Thrust 系 ,こ こ か ら 記 述 >>... 44 Z5=U5*G;(DThrust) H 0 0.1000E+01 52 5 5 0 0 0 45 //(Z5 が 推 力 Dthrust に 接 続 さ れ る ) 46 // 47 //(縦 系 の 応 答 出 力 を 設 定 ) 48 //R1=RoutDe (y1) 49 //R3=RoutDf (y2) 50 //R5=RoutDT (y3) 51 R6=Z21; (y4:u) H 0 101 6 21 0 0 0 52 R7=Z22; (y5:ALP) H 0 101 7 22 0 0 0 53 R8=Z23; (y6:q) H 0 101 8 23 0 0 0 54 R9=Z24; (y7:THE) H 0 101 9 24 0 0 0 55 R10=Z12; (y8:qModel) H 0 101 10 12 0 0 0 56 //(こ の 後 に 必 要 な 応 答 を 追 加 )
９
57 //(以 上 ， 全 縦 系 制 御 則 完 了 )58 //(縦 系 の 最 後 に 次 の END 文 が 必 要 )
59 {Pitch Data END}; H 0 899 888 0 0 0 0 ---(縦 系 ゲ イ ン 最 適 化 － 探 索 範 囲 )--- 探 索 ゲ イ ン 数 = 0
重 み 係 数 = 0.0000E+00 影 響 範 囲 (rad/s)= 0.0000E+00 *****(ゲ イ ン 最 適 化 － 重 み 関 数 W(s))***** 極 の 数 = 0 零 点 数 = 0 ゲ イ ン = 0.0000E+00 --- 60 // 61 // 62 //#####<<横 方 向 系 制 御 則 >>##### 63 //(次 の Z25～ Z28 は 変 更 不 要 ) 64 Z25={BETA(deg)}; H 0 225 25 0 0 0 0 65 Z26={p(deg/s)}; H 0 222 26 0 0 0 0 66 Z27={r(deg/s)}; H 0 223 27 0 0 0 0 67 Z28={PHI(deg)}; H 0 224 28 0 0 0 0 68 //**************************** 69 //...<<Da 系 ,こ こ か ら 記 述 >>.... 70 Z70=U2*G; H 0 -0.1000E+01 52 70 2 0 0 0 71 // 72 Z72=Z70*G; H 0 -0.1000E+01 53 72 70 0 0 0 73 Z72={G1<=,<=G2}; H 0 -0.2000E+02 85 72 0 0 0 0 74 H 0 0.2000E+02 85 0 0 0 0 0 75 //(開 ﾙｰﾌﾟ,根 軌 跡 用 ｹﾞｲﾝ)(Da) 76 Z14={RGAIN(Da)}Z72; H 0 302 14 72 0 0 0 77 // 78 //(Z14 が Da ｺﾏﾝﾄﾞに 接 続 さ れ る ) 79 // 80 //(ｱｸﾁｭｴｰﾀ,2 次 遅 れ ) 81 Z2={G2^2/[G1G2]G3}Z14X21X22; H 0 0.7000E+00 124 2 14 21 0 0 82 H 0 0.1884E+02 124 0 0 22 0 0 83 H 0 0.1000E+04 124 0 0 0 0 0 84 Z2={G1<=,<=G2};(Da) H 0 -0.2000E+02 85 2 0 0 0 0 85 H 0 0.2000E+02 85 0 0 0 0 0 86 //(Z2 が 舵 角 Da に 接 続 さ れ る ) 87 // 88 //**************************** 89 //...<<Dr 系 ,こ こ か ら 記 述 >>.... 90 Z90=U4*G; H 0 -0.1000E+01 52 90 4 0 0 0 91 Z93=Z90*G; H 0 -0.1000E+01 53 93 90 0 0 0 92 Z93={G1<=,<=G2}; H 0 -0.2000E+02 85 93 0 0 0 0 93 H 0 0.2000E+02 85 0 0 0 0 0 94 //(開 ﾙｰﾌﾟ,根 軌 跡 用 ｹﾞｲﾝ)(Dr) 95 Z16={RGAIN(Dr)}Z93; H 0 304 16 93 0 0 0 96 // 97 //(Z16 が Dr ｺﾏﾝﾄﾞに 接 続 さ れ る ) 98 // 99 //(ｱｸﾁｭｴｰﾀ,2 次 遅 れ ) 100 Z4={G2^2/[G1G2]G3}Z16X24X25; H 0 0.7000E+00 124 4 16 24 0 0 101 H 0 0.1884E+02 124 0 0 25 0 0 102 H 0 0.1000E+04 124 0 0 0 0 0 103 Z4={G1<=,<=G2};(Dr) H 0 -0.2000E+02 85 4 0 0 0 0 104 H 0 0.2000E+02 85 0 0 0 0 0 105 //(Z4 が 舵 角 Dr に 接 続 さ れ る ) 106 //(横 方 向 系 の 応 答 出 力 を 設 定 ) 107 //R2=RoutDa (y1) 108 //R4=RoutDr (y2) 109 R21=Z25; (y3:BETA) H 0 101 21 25 0 0 0 110 R22=Z26; (y4:p) H 0 101 22 26 0 0 0
１０
111 R23=Z27; (y5:r) H 0 101 23 27 0 0 0 112 R24=Z28; (y6:PHI) H 0 101 24 28 0 0 0 113 //(こ の 後 に 必 要 な 応 答 を 追 加 ) 114 //(以 上 ， 横 方 向 系 制 御 則 完 了 ) 115 //(最 後 に 次 の END 文 が 必 要 )116 {Control Data END}; H 0 999 888 0 0 0 0 ---(横 ・ 方 向 系 ゲ イ ン 最 適 化 － 探 索 範 囲 )--- 探 索 ゲ イ ン 数 = 0
重 み 係 数 = 0.0000E+00 影 響 範 囲 (rad/s)= 0.0000E+00 *****(ゲ イ ン 最 適 化 － 重 み 関 数 W(s))***** 極 の 数 = 0 零 点 数 = 0 ゲ イ ン = 0.0000E+00 --- ---(DATA END)---
